WO2017168090A1 - Dispositif de limitation de survitesse d'un arbre de turbine de turbomachine et procédé associé de commande - Google Patents

Dispositif de limitation de survitesse d'un arbre de turbine de turbomachine et procédé associé de commande Download PDF

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WO2017168090A1
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turbine
turbomachine
housing
projectile
stage
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PCT/FR2017/050712
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Arnaud Nicolas NEGRI
Nils Edouard Romain BORDONI
Michel Gilbert Roland Brault
Romain Guillaume CUVILLIER
Guillaume Patrice KUBIAK
Nathalie NOWAKOWSKI
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Safran Aircraft Engines
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Publication date
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a device for limiting the overspeed of an aircraft turbine engine turbine rotor, such as, for example, a turbojet engine.
  • the rotor of the turbine is consequently uncoupled mechanically from the fan, which then no longer exerts a resisting torque on this shaft and which consequently limits more its speed of rotation.
  • the blades of the turbine continue to be rotated by the gases leaving the combustion chamber of the turbomachine.
  • the turbine then passes in overspeed, which submits the turbine rotor to excessive centrifugal forces which are likely to cause it to burst, with the consequent risk of perforation of the outer casing of the turbine and also the cabin of the aircraft which is equipped with this turbomachine.
  • the overspeed limitation is therefore a mandatory constraint to be respected in the turbomachines.
  • the axial position of the turbine rotor shaft is determined in particular by a thrust bearing and its coupling to the gearbox.
  • the known overspeed limiting devices generally exploit the fact that the rupture of the turbine shaft allows a downstream displacement of the rotor of the turbine under the action of the pressure of the gases on the vanes of the rotor. It has thus already been proposed mechanical braking devices of the rotor of the turbine, comprising means carried by the turbine rotor and intended to bear on corresponding means of a corresponding stator so as to brake the turbine rotor, more to its downstream movement after rupture of the turbine shaft.
  • This solution has the disadvantage of not allowing maximum optimization of the stator vanes, because of the presence of the bulging zones on these vanes. Moreover, this solution allows to stop the turbine only in case of axial displacement of the turbine shaft occurring in case of breakage of this shaft, but not in case of breakage of the fan shaft or breakage of the turbine shaft. an internal member of the gearbox, because this type of breakage does not cause axial displacement of the turbine shaft. But this type of breakage is nevertheless dangerous because it is likely to cause overspeed of the turbine rotor.
  • the plumage devices based on the axial displacement of the turbine rotor require a frank contact between parts, and they can therefore be inoperative in case of rebound of the rotor on a fixed part, or in case of orbital of this rotor.
  • Braking devices based on friction between parts have, for their part, an efficiency difficult to predict because they involve multiple uncertain parameters such as the temperature or the force exerted between the parts.
  • some known devices have the disadvantage of increasing the mass total turbine and modify the aerodynamic profile of its components at the expense of engine performance in normal operation.
  • FR-A1-2.907-840 has proposed a device for limiting the overspeed of the turbine shaft comprising shearing means for moving blades of at least one stage of the turbine.
  • means comprising means for projecting a pin on the path of the blades.
  • These projection means comprise a pin associated with a single blade stage of the turbine, which is slidably mounted between a retracted position in which it is arranged immediately recessed from the vein wall of a turbine casing, and an extended position in which it protrudes into the vein out of the turbine casing while being held by this casing to cause the blades of the associated turbine stage to burst.
  • the dimensioning of the pin is itself subject to many constraints.
  • the pin is larger than the distance between the vein wall of the blades to be destroyed is large. Consequently, in its retracted position, the pin has a not inconsiderable bulk behind the crankcase vein wall, which can cause problems of integration of the pin in the engine.
  • the pin can not, for example, be associated with the upstream stages of the turbine because they would require a pin too large dimension while it is precisely by being associated with these floors that it would be the most effective, producing the maximum of blade debris able to destroy the successive stages of the turbine.
  • the pin also can not have a large footprint behind the crankcase of the crankcase which may be incompatible with other engine components.
  • the pin must also be all the more robust as it is long, so as not to be broken by shearing by the blades, the blades must instead be destroyed by the pin.
  • the invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems, to avoid the disadvantages of the known technique.
  • the invention is intended in particular to allow the destruction of several turbine blade stages, and preferably all stages of the turbine.
  • the invention proposes an overspeed limitation device comprising means for projecting a free projectile on the blades of at least one blade stage of the turbine.
  • the essential advantage of this device is that it is not dependent on the recoil of the rotor and can be triggered in the absence of recoil of the rotor.
  • the speed with which the device slows down the rotor no longer depends only on the response time of the projection means of the projectile.
  • the device makes it possible to project a free projectile through several successive stages, and, the characteristics of the projectile being calculated, to predict with certainty the destruction of all these stages.
  • the invention more particularly proposes a device for limiting the overspeed of a turbine shaft of a turbomachine turbine, comprising means for destroying the blades. at least one stage of the turbine, said destruction means comprising means for projecting at least one projectile on the path of the moving blades of said stage, these projection means being mounted on a casing of the turbomachine and controlled by means of means for detecting an overspeed of rotation of the turbine, characterized in that the projection means are mounted on said casing upstream of at least one stage of the turbine and are configured to release said at least one projectile and for the projecting freely on the blades of said stage to cause the destruction of said stage.
  • the projection means are mounted upstream of at least two stages of the turbine so that the said at least one projectile and the debris of blades of at least one upstream stage cause the destruction of at least one downstream stage,
  • the projection means comprise a housing of a casing of the turbomachine which delimits a section of the gas circulation passageway passing through the turbine, said housing being furthermore sealed with respect to the rest of the turbomachine, the projection means being configured to release and / or project said at least free projectile into the vein from said housing,
  • the housing opens into the vein via an opening and the projection means comprise a controlled door closing the opening of the housing, said door being movable between a sealed position in which it maintains said at least one projectile in the housing, and an open position in response to the detection of an overspeed of the turbine, in which it allows the releasing said at least one projectile to enable it to be driven into the vein at least by the gas flow,
  • the projection means comprise a pyrotechnic, electrical or hydraulic means for opening the trapdoor,
  • the projection means comprise a spring for assisting and maintaining the opening of the hatch
  • the housing is attached to a wall portion of the casing and does not open into the vein, and said wall portion is configured to be traversed by said at least one projectile as soon as it is propelled against said wall portion at a distance of determined speed,
  • the projection means comprise means for propelling said at least one projectile out of the housing
  • the projection means are configured to orient said at least one projectile in a tangential direction to the first blade stage, this direction forming an angle of at most 90 ° with the axis of rotation of the turbine,
  • the at least one projectile comprises a part of the wall of the casing
  • said casing is an inter-turbine casing interposed between two consecutive casings of high-pressure, low-pressure and / or intermediate turbine turbines of said turbomachine, and arranged upstream of all the stages of the low-pressure turbine of the turbomachine,
  • said at least one projectile has characteristics of mass, size, hardness, and shape, which are capable of allowing a release of energy during its impact with the blades, which is sufficient to cause the breaking of said blades.
  • the invention also relates to a control device for a device for limiting overspeed of a turbine shaft of the type described above, characterized in that it comprises at least:
  • a third projection step occurring in response to the second detection step, during which the projection means cause the release and / or projection of at least one free projectile into the vein.
  • FIG. 1 is a schematic longitudinal sectional view of an upstream portion of a first type of turbomachine to which the invention applies;
  • FIG. 2 is a schematic longitudinal sectional view of an upstream portion of a second type of turbomachine to which the invention applies;
  • FIG. 3 is a very schematic half-view in longitudinal section of a turbomachine according to the invention, equipped with an overspeed limitation device according to a first embodiment of the invention shown in an inactive mode;
  • FIG. 4 is a very schematic half-view in longitudinal section of a turbomachine according to the invention, equipped with an overspeed limitation device according to the first embodiment of the invention shown in an active mode;
  • FIG. 5 is a very schematic half-view in cross section of the turbomachine by the plane 5-5 of Figure 3;
  • FIG. 6 is a very schematic half-view in cross section of the turbomachine by the plane 6-6 of FIG. 4;
  • FIG. 7 is a very schematic half-view in longitudinal section of a turbomachine according to the invention, equipped with an overspeed limitation device according to a second embodiment of the invention represented in an inactive mode;
  • FIG. 8 is a very schematic half-view in longitudinal section of a turbomachine according to the invention, equipped with the overspeed limitation device according to the second embodiment of the invention shown in an active mode.
  • FIGS. 3, 4, 7 and 8 show an aircraft turbine engine 10 produced according to the invention, which is here a turbofan and double-body turbojet engine.
  • the overall architecture of this turbomachine 10 is a conventional two-body architecture, known from many turbomachines known from the state of the art. For this reason, in the remainder of this description, any reference to the general architecture of a turbomachine according to the state of the art will be made with reference to FIG.
  • the turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the gas flows F in the turbomachine, a fan 12, a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 72, a chamber annular combustion 45, a high-pressure turbine 40 and a low-pressure turbine 44.
  • the rotor 72R of the high-pressure compressor 72 and the rotor 40R of the high-pressure turbine 40 are connected by a high-pressure shaft (HP) 42 and form with it a high-pressure body.
  • the rotor 14R of the low-pressure compressor 14 and the rotor 44R of the low-pressure turbine 44 are connected by a low-pressure shaft (BP) 16 and form with it a low-pressure body.
  • the fan 12 comprises blades 13 which are connected to a fan shaft 18 which, in the example shown, is connected in rotation to the LP shaft 1 6 via a gear 20, for example a planetary gear, which has been shown here schematically.
  • the blower 12 and the low-pressure compressor 14 thus form an upstream low pressure module of the turbomachine.
  • blower 12 In known manner, the blower 12, and especially when it is very large, is moved at a lower rotational speed than that of the LP shaft 1 6, to better adapt aerodynamically.
  • the HP 42 and BP 1 6 trees extend along a longitudinal axis A of the turbomachine 10.
  • the turbomachine 10 also comprises a fan casing (not visible) which extends around the blades 12 and which defines an air inlet stream of the flows F. Part of this air enters an internal annular vein 22 of flow of a primary flow and the other part feeds an external annular vein (not visible) flow of a secondary flow.
  • the vein 22 passes through the low-pressure and high-pressure compressors 72, the combustion chamber 45 and the high-pressure and low-pressure turbines 44.
  • the external vein surrounds compressor and turbine casings and joins the internal vein. 22 in a nozzle (not shown) of the turbomachine 10.
  • the shafts 1 6, 18 are centered and guided in rotation about the axis A by bearings 32, 34, 36.
  • the shaft of the fan 18 is guided by two bearings 32, 34 with tapered rollers
  • the shaft of the fan 18 is guided by two bearings 32, 34 respectively roller and ball.
  • each shaft 1 6 is guided by at least one ball bearing 36 which forms an axial stop which conditions the axial position of the BP 1 6 corresponding shaft Operating.
  • the recoil of the low-pressure shaft 16 can be used to counter the risk of overspeed. Indeed, in the case of such a rupture, the upstream portion of the shaft BP 1 6 is no longer retained by the ball bearing 36 and is therefore free to move axially. We have therefore proposed devices to take advantage of this decline to slow the tree BP1 6.
  • the LP shaft 16 is still retained axially by its ball bearing 36, so that it is not able to retreat, and the aforementioned braking or "plumage" technologies are ineffective. .
  • the LP turbines comprise in known manner for each stage blades integral with turbine disks. These discs are designed to retain the blades radially, are subjected to very intense centrifugal forces and are sized to resist to a certain speed, beyond which they may burst.
  • the bursting of a disk is likely to cause the sending of debris discs and high energy vanes mainly in a radial direction, this debris then being able to pass through the casings of the turbomachine, or even the wings or the cabin of the aircraft to which the turbomachine 10 belongs, with high consequences for its safety.
  • the low-pressure turbine 44 of the turbomachine 10 of the invention comprises a plurality of stages of the LP turbine 44.
  • FIGS. 8 there is shown a LP turbine 44 having three stages of blades 44a, 44b, 44c, but it will be understood that this provision is not limiting of the invention.
  • the turbines HP 40 and BP 44 are each housed in an HP turbine casing 46 and a corresponding LP 48 turbine casing, which carry fixed stages of corresponding distributors 46a and 48a, 48b interposed between the stages of moving blades 40, 44a. , 44b, 44c.
  • an exhaust casing 50 Downstream of the LP 48 turbine casing, an exhaust casing 50 allows the evacuation of gases having passed through the turbomachine 10, that is to say having circulated in the primary stream 22 of the turbine engine 10.
  • An inter-turbine casing 54 is disposed between the turbines HP 42 and BP 44, and more particularly between the turbine casing HP 46 and BP 48 turbine casing.
  • the turbomachine 10 which has been shown in FIGS. 3, 4, 7 and 9 is a double-body turbomachine, but it will be understood that the invention which will now be described is also applicable to a multi-body turbomachine , for example a three-body turbomachine comprising an additional intermediate body, and therefore comprising an additional turbine and an additional associated turbine casing.
  • the turbomachine 10 comprises a device for limiting the overspeed of the LP shaft 1 6 of a turbomachine turbine, comprising means 56 for destroying the blades of at least one stage of the LP turbine 44 .
  • These destruction means 56 comprise projection means
  • the destruction means 56 are provided to ensure the destruction of the blades of all stages 44a, 44b, 44c of the LP turbine 44.
  • the destruction means 56 more particularly comprise means 58 for projecting at least one projectile 60 in the path of the moving blades of a stage 44a of the LP turbine 44, and they are mounted on this casing upstream of at least A stage of the LP turbine 44.
  • the projection means 58 are described as capable of projecting several projectiles 60, but it will be understood that this configuration is not limiting of the invention and that they could project only one projectile.
  • the projection means 58 are configured to release the projectiles 60 and to project them freely on the blades of the stage 44a to cause the destruction of said stage 44a.
  • the projection means 58 are mounted upstream of at least two stages 44a, 44b of the turbine BP44 so that the free projectiles 60 and the blade debris of at least one upstream stage 44a cause the destruction of at least one downstream stage 44b, as shown in FIGS. 4 and 8.
  • the projection means 58 are provided for projecting the free projectiles 60 on the path of the blades of the first stage 44a of the LP turbine of FIG. projectiles 60 successively destroy the blades of all stages 44a, 44b and 44c. Compared to the prior art, this configuration ensures that projectiles 60 pass through all stages 44a, 44b, 44c by destroying them.
  • the destruction of the stages 44b, 44c following the stage 44a is not performed by the only debris blades of the upstream stages, but in addition by the projectiles 60, which ensures their destruction in an optimal manner.
  • the projection means 58 are mounted on a casing upstream of the stage 44a of the LP turbine 44, that is to say on the casing interturbines 54 which is interposed between the casing 48 of low-pressure turbine and the housing 46 of high-pressure turbine. It will be understood that if it were desired to destroy only a lower number of stages, the projection means could be mounted on the LP turbine casing 48 upstream of the stages to be destroyed in the direction of flow.
  • the projection means 58 comprise a housing 62 which is carried by the inter-turbine casing 54 of the turbomachine and which delimits as such a section of the vein 22 of through gas flow the turbine.
  • the housing 62 is sealed with respect to the rest of the turbomachine 10, to prevent hot gases from entering the parts of the turbomachine located outside the vein 22.
  • the projectiles 60 are stored in the housing 62 and the means projection 58 are configured to release and / or project the free projectiles 60 in the vein 22 from said housing 62.
  • the housing 62 opens into the vein 22 via an opening 64, which has been shown in dashed lines in FIG.
  • the projection means 58 comprise a controlled flap 66 closing the opening 64 of the housing 62.
  • This flap 66 is movable between a sealed position, associated with an inactive mode of the overspeed limitation device shown in FIG. 3, in which it holds the projectiles 60 in the housing 62, and an open position associated with an active mode of the overspeed limitation device in response to the detection of an overspeed of the turbine, in which, as shown in FIG. 4, the release of the projectiles 60 to allow their entrainment in the vein 22 at least by the gas flow.
  • the hatch 66 when closed, closes the housing 62 in a sealed manner so that the hot gases do not infiltrate into the housing 62.
  • This sealing can be achieved in different ways, for example by means of a seal (not shown) which borders the hatch 66 and which is intended to be torn by the hatch 66 when it is opened, or by metal sealing tabs (not shown).
  • the opening of the hatch 66 can be controlled in different ways.
  • the projection means 58 may comprise a pyrotechnic, electrical or hydraulic means for opening the hatch 66.
  • pyrotechnic means may consist of a explosive charge or possibly tablets of sodium acid or other gas-generating material.
  • the hatch 66 remains open until the projectiles 60 are out of the housing 62. It is therefore expected that the projection means 58 comprise a spring 68 for assisting and maintaining the opening of the hatch 66
  • a spring 68 has been schematically represented in FIGS. 5 and 6, between a compressed position associated with the closure of the hatch 66, as shown in FIG. 5, and a partially decompressed position as represented in FIG. the latter position, the spring 68 is calibrated so as to remain partially compressed so that the flow of pressurized gases flowing in the vein 22 can not close the hatch 66.
  • the hatch 66 may include a profile or an aerodynamic appendix (not shown) to promote its opening and holding in the open position.
  • the projectiles 60 are designed to be driven simply by the flow of gases passing through the vein 22.
  • propulsion means projectiles 60 out of the housing 62. These means prevent certain projectiles 60 are rejected by the pressure of the gas in the housing 62. These means can Moreover, they make it possible to confer on the projectiles 60 an increased kinetic energy which is intended to be released upon the impact of said projectiles 60 with the vanes of the LP turbine 44.
  • the housing 62 is attached to a wall portion 70 of the housing 54 and does not open into the vein 22.
  • the wall portion 70 is configured to be traversed by the projectiles 60 when at least a first of these projectiles 60 is propelled against said wall portion 70 at a determined speed.
  • the wall portion 70 may be designed in the same material as the casing 54 with a determined thickness and / or with rupture primers (not shown) which allow its tearing at least by the first of the projectiles 60, as shown in FIG. 8.
  • the Part 70 of wall could consist of a cover of a different material of the housing material 54, such as a resin or putty, resistant to the operating temperatures of the turbomachine, and capable of being perforated by at least one projectile 60.
  • the projection means 58 comprise for this purpose means for propelling the projectiles 60 out of the housing 62 able to give them sufficient energy to pass through the wall 70.
  • it may be pyrotechnic means.
  • these pyrotechnic means may, similarly to those that can be used for the opening of the hatch 66, consist of an explosive charge or possibly sodium acid pellets or other gas generating material.
  • the projection means 58 are configured to orient the free projectiles in a direction D tangential to the first blade stage, this direction forming an angle of at most 90 ° with the axis of rotation of the turbine 44.
  • Any known means of the state of the art, such as a projectile guide ramp 60 in the housing 62 may be suitable for the implementation of this feature.
  • the at least one projectile may comprise a wall portion of the casing 54.
  • the projection means 58 may provide pyrotechnic means allowing, directly or indirectly, ejecting a portion of the housing wall 54 into the vein. It is thus possible to provide a part of the wall of the casing 54 with rupture initiation zones with the remainder of the casing 54, these breaking initiation zones being configured to break in response to a pyrotechnic loading of this part of the housing 54.
  • This third embodiment can be considered alone or in combination with one or the other of the first and second embodiments of the invention.
  • the projection means 58 allow the ejection of the hatch 66 inside the vein 22.
  • the projectiles 60 when propelled out of the housing 62, take with them a portion of the wall 70 provided to separate from the housing 54.
  • each projectile 60 has characteristics of mass, dimension, hardness, and shape, able to allow a release of energy during its impact with the blades of the stages 44a. 44b, 44c, which is sufficient to cause blade breakage.
  • projectiles 60 having particular shapes spherical or otherwise angular, capable of promoting breakage of the blades of the stages 44a, 44b, 44c.
  • the overspeed limiting device of the turbine shaft 1 6 comprises at least a first step of monitoring the speed of the shaft 1 6 of the turbine 44. Then, if necessary, the method comprises a second stage of detection of overspeed of the turbine 44, if the speed of the turbine 44 exceeds a determined overspeed threshold.
  • the first step of monitoring the speed of the turbine 44 may also consist of a step of comparing the speed of the shaft 18 of the fan 12 with that of the LP shaft 16, taking into account the reduction ratio of the gearbox 20.
  • an overspeed can be considered as detected during the second step if a speed difference is detected during the first step between the LP turbine 44 and the fan 12 given gear reduction ratio.
  • the method comprises a third projection step, during which the projection means 58 cause the release and / or projection of the free projectiles 60 in the vein 22.
  • the free projectiles 60 cause breakage of the blades of the stage 44a and the projectiles 60 accompanied by blade debris cause the destruction of all the stages 44b, 44c located downstream, until total destruction of the blades of the turbine BP 44.

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Abstract

L'invention concerne un dispositif de limitation de survitesse d'un arbre (16) de turbine (44) d'une turbomachine (10), comprenant des moyens de destruction des aubes mobiles d'au moins un étage (44a) de la turbine, lesdits moyens de destruction (56) comprenant des moyens de projection (58) d'au moins un projectile (60) sur le trajet des aubes mobiles dudit étage (44a), ces moyens de projection (58) étant montés sur un carter (54) de la turbomachine (10) et commandés par des moyens de détection d'une survitesse de rotation de la turbine (44a), caractérisé en ce que les moyens de projection (58) sont montés sur ledit carter (54) en amont d'au moins un étage (44a) de la turbine (44) et sont configurés pour libérer ledit au moins un projectile (60) et pour le projeter de manière libre sur les aubes dudit étage (44a) afin de provoquer la destruction dudit étage (44a).

Description

DISPOSITIF DE LIMITATION DE SURVITESSE
D'UN ROTOR DE TURBINE DE TURBOMACHINE
L'invention se rapporte à un dispositif de limitation de survitesse d'un rotor de turbine de turbomachine d'aéronef, telle que par exemple un turboréacteur.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Le phénomène de survitesse d'un rotor de turbine est en principe un phénomène rarissime.
Par exemple, dans le cas d'un turboréacteur, qui comprend de manière classique un rotor basse-pression accouplé à une soufflante du turboréacteur, et dans lequel l'accouplement est réalisé par l'intermédiaire de deux arbres et d'un réducteur montés en série, un tel phénomène peut se produire lorsque l'arbre de turbine qui relie le rotor au réducteur se rompt, ou lorsqu'un organe interne au réducteur se rompt, ou encore lorsque l'arbre qui relie le réducteur à la soufflante se rompt.
A la rupture d'un de ces arbres ou de l'organe interne du réducteur, le rotor de la turbine se retrouve par conséquent désaccouplé mécaniquement de la soufflante, qui n'exerce alors plus de couple résistant sur cet arbre et qui par conséquent ne limite plus sa vitesse de rotation. Toutefois, les aubes mobiles de la turbine continuent d'être entraînées en rotation par les gaz sortant de la chambre de combustion de la turbomachine. La turbine passe alors en survitesse, ce qui soumet le rotor de turbine à des forces centrifuges excessives qui sont susceptibles de provoquer son éclatement, avec pour conséquence des risques de perforation du carter externe de la turbine et aussi de la carlingue de l'avion qui est équipé de cette turbomachine. La limitation de survitesse est donc une contrainte impérative à respecter dans les turbomachines. La position axiale de l'arbre du rotor de turbine est notamment déterminée par un palier de butée et par son accouplement au réducteur. Les dispositifs connus de limitation de survitesse exploitent en général le fait que la rupture de l'arbre de turbine autorise un déplacement vers l'aval du rotor de la turbine sous l'action de la pression des gaz sur les aubes du rotor. On a ainsi déjà proposé des dispositifs de freinage mécanique du rotor de la turbine, comprenant des moyens portés par le rotor de turbine et destinés à venir en appui sur des moyens correspondants d'un stator correspondant de manière à freiner le rotor de turbine, suite à son déplacement vers l'aval après la rupture de l'arbre de turbine.
On a également proposé de monter les aubes directrices du stator de façon amovible ou basculante pour que le rotor, du fait de son déplacement vers l'aval après la rupture de l'arbre de turbine, vienne s'appuyer sur ces aubes et les fasse basculer sur la trajectoire des aubes mobiles pour les détruire et ainsi ralentir la rotation de la turbine.
On a enfin proposé une solution technique consistant à pourvoir les aubes des distributeurs du stator avec une zone en forme de déviation axiale de la forme de l'aube appelée « bombé », permettant au rotor de turbine, lorsqu'il recule lors de la casse de l'arbre de turbine, de voir ses aubes mobiles rentrer en contact avec la zone de bombé des aubes des distributeurs afin de détruire les pales des aubes mobiles du turbine et ainsi ralentir la rotation de la turbine. Cette opération de destruction est, pour cette raison, connue sous le nom de « plumage » de la turbine.
Cette solution présente l'inconvénient de ne pas permettre une optimisation maximale des aubes de stator, du fait de la présence des zones de bombé sur ces aubes. Par ailleurs, cette solution ne permet d'arrêter la turbine qu'en cas de déplacement axial de l'arbre de turbine survenant en cas de casse de cet arbre, mais pas en cas de casse de l'arbre de soufflante ou de casse d'un organe interne du réducteur, car ce type de casse ne provoque pas de déplacement axial de l'arbre de turbine. Or ce type de casse est néanmoins dangereux car il est susceptible de provoquer une survitesse du rotor de turbine.
Dans le cas particulier d'une casse de l'arbre reliant le réducteur à la soufflante, la survitesse de l'arbre de turbine peut aussi risquer de provoquer la destruction du réducteur, qui se retrouve entraîné à des vitesses de rotation pour lesquelles il n'est pas conçu.
Les solutions connues précédemment évoquées sont en tout état de cause relativement complexes à mettre en œuvre.
Par ailleurs, ces dispositifs connus de destruction des aubes sont généralement associés à des dispositifs de coupure de l'alimentation en carburant de la chambre de combustion, qui sont activés lors de la détection de la survitesse du rotor de turbine. Or, ces dispositifs de coupure d'alimentation ne permettent pas à eux seuls de ralentir rapidement l'arbre de rotor de turbine, ce qui nuit à leur efficacité.
Ainsi, en cas de survitesse du rotor du turbine provoquée par la casse de l'arbre de soufflante ou par la casse d'un organe interne du réducteur, c'est-à-dire en l'absence de déplacement axial du rotor de turbine, l'arrêt ou le ralentissement du rotor ne dépend donc que du dispositif de coupure d'alimentation. Ceci est particulièrement pénalisant dans le cas des petits moteurs, dont l'inertie plus faible du rotor de turbine induit un risque de départ en survitesse plus rapide, et pour lesquels l'éclatement des disques de turbine peut survenir avant même que la coupure d'alimentation en carburant n'ait pu suffisamment ralentir le rotor.
En outre, les dispositifs de plumage fondés sur le déplacement axial du rotor de turbine nécessitent un contact franc entre des pièces, et ils peuvent de ce fait se révéler inopérants en cas de rebond du rotor sur une pièce fixe, ou en cas d'orbitage de ce rotor. Les dispositifs de freinage fondés sur le frottement entre des pièces ont, quant à eux, une efficacité difficilement prévisible du fait qu'ils font intervenir de multiples paramètres incertains tels que la température ou l'effort exercé entre les pièces. En outre, certains dispositifs connus ont l'inconvénient d'augmenter la masse totale de la turbine et de modifier le profil aérodynamique de ses composants au détriment des performances du moteur en fonctionnement normal.
Pour remédier à cet inconvénient, on a proposé dans le document FR-A1 -2.907-840 un dispositif de limitation de survitesse de l'arbre de turbine comprenant des moyens de cisaillement des aubes mobiles d'au moins un étage de la turbine, ces moyens comportant des moyens de projection d'une goupille sur le trajet des aubes mobiles. Ces moyens de projection, comportent une goupille associée à un seul étage d'aubes de la turbine, qui est montée coulissante entre une position rétractée dans laquelle elle est disposée immédiatement en retrait de la paroi de veine d'un carter de la turbine, et une position étendue dans laquelle elle fait saillie dans la veine hors du carter de turbine tout en étant maintenue par ce carter afin de provoquer l'éclatement des pales de l'étage de turbine associé.
Un tel dispositif reste donc d'une efficacité limitée, car la goupille reste solidaire du carter et n'est donc à même de détruire directement que les aubes de l'étage de turbine auquel elle est associée. Au mieux, les étages situés en aval de l'étage auquel est associé le dispositif ne peuvent être détruits que par des débris d'aubes dont la masse et les dimensions ne sont pas contrôlées, et dont l'action destructrice est par conséquent incertaine. De ce fait, ce dispositif ne permet pas de ralentir rapidement la turbine.
Par ailleurs, dans ce type de dispositif, le dimensionnement de la goupille est lui-même sujet à de nombreuses contraintes.
En particulier, la goupille est d'autant plus grande que la distance qui sépare la paroi de veine des aubes à détruire est grande. Par conséquent, dans sa position rétractée, la goupille présente un encombrement non négligeable derrière la paroi de veine du carter, ce qui peut poser des problèmes d'intégration de la goupille dans le moteur. La goupille ne peut pas, par exemple, être associée aux étages amont de la turbine, car ceux-ci nécessiteraient une goupille de dimension trop élevée alors que c'est précisément en étant associée à ces étages qu'elle serait le plus efficace, en produisant le maximum de débris d'aubes aptes à détruire les étages successifs de la turbine. La goupille ne peut pas non plus présenter un encombrement élevé derrière la paroi de veine du carter qui risquerait d'être incompatible avec d'autres organes du moteur.
La goupille doit également être d'autant plus robuste qu'elle est longue, afin de ne pas être rompue par cisaillement par les aubes, les aubes devant au contraire être détruites par la goupille.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue. L'invention a notamment pour but de permettre la destruction de plusieurs étages d'aubes de la turbine, et de préférence, de tous les étages de la turbine.
Dans ce but l'invention propose un dispositif de limitation de survitesse comportant un moyen de projection d'un projectile libre sur les aubes d'au moins un étage d'aubes de la turbine.
L'avantage essentiel de ce dispositif est qu'il n'est pas tributaire du recul du rotor et peut être déclenché en l'absence de recul du rotor. De plus, la rapidité avec laquelle le dispositif ralentit le rotor ne dépend plus que du temps de réponse des moyens de projection du projectile. Par ailleurs, le dispositif permet de projeter un projectile libre à travers plusieurs étages successifs, et, les caractéristiques du projectile étant calculées, de prévoir avec certitude la destruction de tous ces étages.
A cet effet, l'invention propose plus particulièrement un dispositif de limitation de survitesse d'un arbre de turbine d'une turbine de turbomachine, comprenant des moyens de destruction des aubes mobiles d'au moins un étage de la turbine, lesdits moyens de destruction comprenant des moyens de projection d'au moins un projectile sur le trajet des aubes mobiles dudit étage, ces moyens de projection étant montés sur un carter de la turbomachine et commandés par des moyens de détection d'une survitesse de rotation de la turbine, caractérisé en ce que les moyens de projection sont montés sur ledit carter en amont d'au moins un étage de la turbine et sont configurés pour libérer ledit au moins un projectile et pour le projeter de manière libre sur les aubes dudit étage afin de provoquer la destruction dudit étage.
Par "libre", on comprendra que le projectile est projeté en étant exempt de toute liaison, notamment mécanique avec une quelconque partie de la turbomachine et qu'il est donc libre se déplacer dans la veine de la turbomachine.
Selon d'autres caractéristiques du dispositif :
- les moyens de projection sont montés en amont d'au moins deux étages de la turbine pour que ledit au moins un projectile et les débris d'aubes d'au moins un étage amont provoquent la destruction d'au moins un étage aval,
- les moyens de projection comportent un logement d'un carter de la turbomachine qui délimite un tronçon de la veine de circulation de gaz traversant la turbine, ledit logement étant en outre étanche par rapport au reste de la turbomachine, les moyens de projection étant configurés pour libérer et/ou projeter ledit au moins projectile libre dans la veine à partir dudit logement,
- le logement débouche dans la veine par l'intermédiaire d'une ouverture et les moyens de projection comportent une trappe commandée obturant l'ouverture du logement, ladite trappe étant mobile entre une position de fermeture étanche dans laquelle elle maintient ledit au moins un projectile dans le logement, et une position d'ouverture en réponse à la détection d'une survitesse de la turbine, dans laquelle elle permet la libération dudit au moins un projectile afin de permettre son entraînement dans la veine au moins par le flux de gaz,
- les moyens de projection comportent un moyen pyrotechnique, électrique ou hydraulique d'ouverture de la trappe,
- les moyens de projection comportent un ressort d'assistance et de maintien de l'ouverture de la trappe,
- le logement est accolé à une partie de paroi du carter et ne débouche pas dans la veine, et ladite partie de paroi est configurée pour être traversée par ledit au moins un projectile dès lors qu'il est propulsé contre ladite partie de paroi à une vitesse déterminée,
- les moyens de projection comportent des moyens de propulsion dudit au moins un projectile hors du logement,
- les moyens de projection sont configurés pour orienter ledit au moins un projectile selon une direction tangentielle au premier étage d'aube, cette direction formant un angle d'au plus 90° avec l'axe de rotation de la turbine,
- l'au moins un projectile comporte une partie de paroi du carter,
- ledit carter est un carter inter-turbines interposé entre deux carters consécutifs de turbines haute-pression, basse pression et/ou intermédiaire de ladite turbomachine, et agencé en amont de tous les étages de la turbine basse pression de la turbomachine,
- ledit au moins un projectile présente des caractéristiques de masse, dimension, dureté, et forme, qui sont aptes à permettre une libération d'énergie lors de son impact avec les aubes, qui est suffisante pour provoquer le bris desdites aubes.
L'invention concerne aussi un dispositif de commande pour un dispositif de limitation de survitesse d'un arbre de turbine du type décrit précédemment, caractérisé en ce qu'il comporte au moins :
- une première étape de surveillance de la vitesse d'une turbine de la turbomachine, - une deuxième étape de détection de survitesse de la turbine intervenant si la vitesse de ladite turbine dépasse un seuil de survitesse déterminé, et
- une troisième étape de projection, intervenant en réponse à la deuxième étape de détection, au cours de laquelle les moyens de projection provoquent la libération et/ou la projection d'au moins un projectile libre dans la veine.
DESCRIPTION DES FIGURES
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une partie amont d'un premier type de turbomachine à laquelle s'applique l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une partie amont d'un deuxième type de turbomachine à laquelle s'applique l'invention ;
- la figure 3 est une demi-vue très schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine selon l'invention, équipée d'un dispositif de limitation de survitesse selon un premier mode de réalisation de l'invention représenté dans un mode inactif ;
- la figure 4 est une demi-vue très schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine selon l'invention, équipée d'un dispositif de limitation de survitesse selon le premier mode de réalisation de l'invention représenté dans un mode actif ;
- la figure 5 est une demi-vue très schématique en coupe transversale de la turbomachine par le plan 5-5 de la figure 3 ; - la figure 6 est une demi-vue très schématique en coupe transversale de la turbomachine par le plan 6-6 de la figure 4 ;
- la figure 7 est une demi-vue très schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine selon l'invention, équipée d'un dispositif de limitation de survitesse selon un deuxième mode de réalisation de l'invention représenté dans un mode inactif ; et
- la figure 8 est une demi-vue très schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine selon l'invention, équipée du dispositif de limitation de survitesse selon le deuxième mode de réalisation de l'invention représenté dans un mode actif.
DESCRIPTION DETAILLEE Dans la description qui va suivre, des chiffres de référence identiques désignent des pièces identiques ou ayant des fonctions similaires.
On a représenté aux figures 3, 4, 7, et 8 une turbomachine 10 d'aéronef réalisée selon l'invention, qui est ici un turboréacteur à double flux et à double corps. L'architecture globale de cette turbomachine 10 est une architecture classique à deux corps, connue de nombreuses turbomachines connues de l'état de la technique. Pour cette raison, dans la suite de la présente description, toute référence à l'architecture générale d'une turbomachine selon l'état de la technique sera faite en considérant la figure 3.
Pour l'essentiel, la turbomachine 10 comporte, d'amont en aval selon le sens d'écoulement des flux de gaz F dans la turbomachine, une soufflante 12, un compresseur basse-pression 14, un compresseur haute- pression 72, une chambre annulaire de combustion 45, une turbine haute- pression 40 et une turbine basse-pression 44. Le rotor 72R du compresseur haute-pression 72 et le rotor 40R de la turbine haute-pression 40 sont reliés par un arbre haute-pression (HP) 42 et forment avec lui un corps haute-pression. Le rotor 14R du compresseur basse-pression 14 et le rotor 44R de la turbine basse-pression 44 sont reliés par un arbre basse-pression (BP) 16 et forment avec lui un corps basse-pression.
Comme l'illustrent les figures 1 et 2, dans la partie amont de la turbomachine 10, la soufflante 12 comporte des pales 13 qui sont reliées à un arbre de soufflante 18 qui, dans l'exemple représenté, est lié en rotation à l'arbre BP 1 6 par l'intermédiaire d'un réducteur 20, par exemple un réducteur planétaire, qui a été représenté ici de manière schématique. La soufflante 12 et le compresseur basse pression 14 forment ainsi un module amont basse pression de la turbomachine.
De manière connue, la soufflante 12, et notamment lorsqu'elle est de très grande dimensions, est mue à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre BP 1 6, afin de mieux l'adapter aérodynamiquement.
Les arbres HP 42 et BP 1 6 s'étendent suivant un axe A longitudinal de la turbomachine 10.
La turbomachine 10 comprend également un carter de soufflante (non visible) qui s'étend autour des pales 12 et qui définit une veine d'entrée d'air des flux F. Une partie de cet air pénètre dans une veine annulaire interne 22 d'écoulement d'un flux primaire et l'autre partie alimente une veine annulaire externe (non visible) d'écoulement d'un flux secondaire. La veine 22 traverse les compresseurs basse-pression 14 et haute-pression 72, la chambre de combustion 45 et les turbines haute- pression 40 et basse-pression 44. La veine externe enveloppe des carters des compresseurs et des turbines et rejoint la veine interne 22 dans une tuyère (non représentée) de la turbomachine 10.
Les arbres 1 6, 18 sont centrés et guidés en rotation autour de l'axe A par des paliers 32, 34, 36. Dans un premier type de turbomachine qui a été représenté à la figure 1 , l'arbre de la soufflante 18 est guidé par deux paliers 32, 34 à rouleaux coniques, et, dans un deuxième type de turbomachine qui a été représenté à la figure 2, l'arbre de la soufflante 18 est guidé par deux paliers 32, 34 respectivement à rouleaux et à billes.
Quel que soit le type de turbomachine, comme l'illustrent les figures 1 et 2, chaque arbre 1 6 est guidé par au moins un palier à billes 36 qui forme une butée axiale qui conditionne la position axiale de l'arbre BP 1 6 correspondant en fonctionnement.
Dans le cas d'une rupture de l'arbre BP 1 6, le recul de l'arbre basse-pression 16 peut être mis à profit pour parer au risque de survitesse. En effet, dans le cas d'une telle rupture, la partie amont de l'arbre BP 1 6 n'est plus retenue par le palier à billes 36 et est donc libre de reculer axialement. On a donc proposé des dispositifs permettant de mettre à profit ce recul pour ralentir l'arbre BP1 6.
On a ainsi proposé, dans une configuration de turbomachine analogue à celle de la turbomachine de la figure 3, des dispositifs de freinage mécanique de l'arbre BP1 6, comprenant des moyens (non représentés) portés par le rotor 44R associé à l'arbre BP1 6 et destinés à venir en appui sur des moyens correspondants d'un stator de la turbomachine de manière à freiner l'arbre BP1 6, suite à son déplacement vers l'aval après la rupture de l'arbre de turbine.
On a également proposé des dispositifs permettant de détruire les aubes de turbine BP 44, selon la technique dite de « plumage » de la turbine BP 44. Des moyens d'obstacle (non représentés), ou « bombés », consistant en des zones particulières des aubes directrices des stators entre deux étages de turbine, correspondant à des formes des aubes déviées axialement, sont prévus pour être agencés sur la trajectoire des aubes mobiles en cas de recul de l'arbre BP 1 6 et entrer en contact avec les aubes mobiles du rotor basse pression pour détruire lesdites aubes et ainsi ralentir la rotation de la turbine. L'arbre BP1 6 n'est alors plus entraîné par les gaz hautement énergétiques provenant de la chambre de combustion ne risque donc pas d'être en survitesse. Toutefois, il n'existe actuellement pas de solution efficace pour prévenir une survitesse de l'arbre BP 1 6 en cas de rupture de l'arbre de soufflante 18 ou en cas de rupture d'un organe interne au réducteur 20.
En effet, dans ce cas, l'arbre BP 1 6 est toujours retenu axialement par son palier à billes 36, de sorte qu'il n'est pas à même reculer, et les technologies précitées de freinage ou de « plumage » sont inefficaces.
Une telle survitesse peut provoquer un éclatement d'un ou plusieurs étages de la turbine BP 44. En effet, les turbines BP comportent de manière connue pour chaque étage des aubes solidaires de disques de turbines. Ces disques sont prévus pour retenir radialement les aubes, sont soumis à des efforts centrifuges très intenses et sont dimensionnés pour y résister jusqu'à une certaine vitesse, au-delà de laquelle ils risquent d'éclater. L'éclatement d'un disque est susceptible de provoquer l'envoi de débris de disques et d'aubes à haute énergie principalement dans une direction radiale, ces débris étant alors à même de traverser les carters de la turbomachine, voire les ailes ou la cabine de l'aéronef auquel appartient la turbomachine 10, avec des conséquences élevées pour sa sécurité.
Une telle survitesse pourrait en outre être préjudiciable au réducteur 20, qui n'est pas dimensionné pour supporter des régimes de survitesse de l'arbre BP16.
On décrit à présent la solution proposée par l'invention. Comme on le voit sur les figures 3, 4, 7 et 9, la turbine basse-pression 44 de la turbomachine 10 de l'invention comporte une pluralité d'étages de la turbine BP 44. Sur les figures 3, 4, 7 et 8 on a représenté une turbine BP 44 comportant trois étages de pales 44a, 44b, 44c, mais il sera compris que cette disposition n'est pas limitative de l'invention.
Les turbines HP 40 et BP 44 sont chacune logées dans un carter de turbine HP 46 et un carter de turbine BP 48 correspondants, qui portent des étages fixes de distributeurs correspondants 46a et 48a, 48b interposés entre les étages d'aubes mobiles 40, 44a, 44b, 44c. En aval du carter de turbine BP 48, un carter d'échappement 50 permet l'évacuation des gaz ayant traversé la turbomachine 10, c'est-à-dire ayant circulé dans la veine primaire 22 de la turbomachine 10. Un carter inter-turbines 54 est disposé entre les turbines HP 42 et BP 44, et plus particulièrement entre le carter de turbine HP 46 et le carter de turbine BP 48.
La turbomachine 10 qui a été représentée sur les figures 3, 4, 7 et 9 est une turbomachine à double corps, mais il sera compris que l'invention qui va à présent être décrite trouve aussi à s'appliquer à une turbomachine multi-corps, par exemple une turbomachine à trois corps comportant un corps intermédiaire supplémentaire, et comportant de ce fait, une turbine supplémentaire et un carter de turbine associé supplémentaire.
Conformément à l'invention, la turbomachine 10 comporte un dispositif de limitation de survitesse de l'arbre BP 1 6 d'une turbine de turbomachine, comprenant des moyens 56 de destruction des aubes mobiles d'au moins un étage de la turbine BP 44.
Ces moyens de destruction 56 comportent des moyens de projection
58 qui sont montés sur un carter de la turbomachine et qui sont commandés par des moyens de détection d'une survitesse de rotation de la turbine.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, comme on le verra dans la suite de la présente description, les moyens 56 de destruction sont prévus pour assurer la destruction des aubes mobiles de tous les étages 44a, 44b, 44c de la turbine BP 44.
Les moyens de destruction 56 comprennent plus particulièrement des moyens de projection 58 d'au moins un projectile 60 sur le trajet des aubes mobiles d'un étage 44a de la turbine BP 44, et ils sont montés sur ce carter en amont d'au moins un étage de la turbine BP 44. Dans la suite de la présente description, les moyens de projection 58 sont décrits comme aptes à projeter plusieurs projectiles 60, mais il sera compris que cette configuration n'est pas limitative de l'invention et qu'ils pourraient ne projeter qu'un seul projectile. Les moyens de projection 58 sont configurés pour libérer les projectiles 60 et pour les projeter de manière libre sur les aubes de l'étage 44a afin de provoquer la destruction dudit étage 44a.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens de projection 58 sont montés en amont d'au moins deux étages 44a, 44b de la turbine BP44 pour que les projectiles libres 60 et les débris d'aubes d'au moins un étage amont 44a provoquent la destruction d'au moins un étage aval 44b, comme représenté aux figures 4 et 8.
Dans l'exemple de réalisation qui a été représenté sur les figures 3, 4, 7, et 8, les moyens de projection 58 sont prévus pour projeter les projectiles libres 60 sur le trajet des aubes mobiles du premier étage 44a de la turbine BP de manière que les projectiles 60 détruisent successivement les aubes de tous les étages 44a, 44b et 44c. Par rapport à l'état antérieur de la technique, cette configuration garantit que les projectiles 60 traversent tous les étages 44a, 44b ,44c en les détruisant.
Ainsi, la destruction des étages 44b, 44c suivant l'étage 44a n'est pas effectuée par les seuls débris d'aubes des étages amont, mais de surcroît par les projectiles 60, ce qui garantit leur destruction de manière optimale.
Pour permettre une destruction optimale des étages 44a, 44b ,44c de la turbine BP44, les moyens de projection 58 sont montés sur un carter en amont de l'étage 44a de la turbine BP 44, c'est-à-dire sur le carter interturbines 54 qui est interposé entre le carter 48 de turbine basse-pression et le carter 46 de turbine haute-pression. Il sera compris que si l'on désirait ne détruire qu'un nombre inférieur d'étages, les moyens de projection pourraient être montés sur le carter de turbine BP 48 en amont des étages à détruire selon le sens du flux.
Dans tous les modes de réalisation de l'invention qui vont être décrits ci-après, les moyens de projection 58 comportent un logement 62 qui est porté par le carter inter-turbines 54 de la turbomachine et qui délimite à ce titre un tronçon de la veine 22 de circulation de gaz traversant la turbine. Le logement 62 est étanche par rapport au reste de la turbomachine 10, afin d'éviter que des gaz chauds ne puissent pénétrer dans les parties de la turbomachine situées hors de la veine 22. Les projectiles 60 sont stockés dans le logement 62 et les moyens de projection 58 sont configurés pour libérer et/ou projeter les projectiles libres 60 dans la veine 22 à partir dudit logement 62.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention qui a été représenté aux figures 3 et 4, le logement 62 débouche dans la veine 22 par l'intermédiaire d'une ouverture 64, qui a été représentée en traits pointillés sur la figure 4. Les moyens de projection 58 comportent une trappe 66 commandée obturant l'ouverture 64 du logement 62. Cette trappe 66 est mobile entre une position de fermeture étanche, associée à un mode inactif du dispositif de limitation de survitesse représenté à la figure 3, dans laquelle elle maintient les projectiles 60 dans le logement 62, et une position d'ouverture associée à un mode actif du dispositif de limitation de survitesse en réponse à la détection d'une survitesse de la turbine, dans laquelle elle permet, comme représenté à la figure 4, la libération des projectiles 60 afin de permettre leur entraînement dans la veine 22 au moins par le flux de gaz.
On remarquera que la trappe 66, lorsqu'elle est fermée, obture le logement 62 de manière étanche afin que les gaz chauds ne s'infiltrent pas dans le logement 62. Cette étanchéité peut être réalisée de différentes manières, par exemple au moyen d'un joint (non représenté) qui borde la trappe 66 et qui est destiné à être déchiré par la trappe 66 lors de son ouverture, ou par des languettes métalliques d'étanchéité (non représentées).
L'ouverture de la trappe 66 peut être commandée de différentes manières. A cet effet, les moyens de projection 58 peuvent comportent un moyen pyrotechnique, électrique ou hydraulique d'ouverture de la trappe 66. Par exemple, des moyens pyrotechniques peuvent consister en une charge explosive ou éventuellement des pastilles d'acide de sodium ou d'une autre matière génératrice de gaz.
Il est avantageux que la trappe 66 demeure ouverte tant que les projectiles 60 ne sont pas sortis du logement 62. Il est donc prévu que les moyens de projection 58 comportent un ressort 68 d'assistance et de maintien de l'ouverture de la trappe 66. Un tel ressort 68 a été représenté de manière schématique aux figures 5 et 6, entre une position comprimée associée à la fermeture de la trappe 66, comme représenté à la figure 5, et une position partiellement décomprimée comme représenté à la figure 6. Dans cette dernière position, le ressort 68 est taré de manière à demeurer partiellement comprimé de manière que le flux des gaz sous pression circulant dans la veine 22 ne puisse refermer la trappe 66.
En variante, ou en complément du ressort 68, la trappe 66 peut comporter un profil ou un appendice aérodynamique (non représenté) permettant de favoriser son ouverture et son maintien en position ouverte.
Dans ce mode de réalisation, les projectiles 60 sont prévus pour être entraînés simplement par le flux des gaz traversant la veine 22.
Toutefois, il est aussi possible de prévoir des moyens de propulsion (non représentés) des projectiles 60 hors du logement 62. Ces moyens permettent d'éviter que certains projectiles 60 ne soient refoulés par la pression des gaz dans le logement 62. Ces moyens peuvent de plus permettre d'assister l'ouverture de la trappe 66. Enfin, ils permettent de conférer aux projectiles 60 une énergie cinétique accrue qui est destinée à être libérée lors de l'impact desdits projectiles 60 avec les aubes de la turbine BP 44.
Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention qui a été représenté aux figures 7 et 8, le logement 62 est accolé à une partie 70 de paroi du carter 54 et ne débouche pas dans la veine 22. La partie 70 de paroi est configurée pour être traversée par les projectiles 60 dès lors qu'au moins un premier de ces projectiles 60 est propulsé contre ladite partie de paroi 70 à une vitesse déterminée. A cet effet, la partie 70 de paroi peut être conçue dans le même matériau que le carter 54 avec une épaisseur déterminée et/ou avec des amorces de rupture (non représentés) qui permettent son déchirement au moins par le premier des projectiles 60, comme représenté à la figure 8. En variante, la partie 70 de paroi pourrait être constituée d'un opercule d'une matière différente du matériau du carter 54, telle qu'une résine ou un mastic, résistant aux températures de fonctionnement de la turbomachine, et propre à être perforé par au moins un projectile 60.
Les moyens de projection 58 comportent à cet effet des moyens de propulsion des projectiles 60 hors du logement 62 aptes à leur conférer une énergie suffisante pour traverser la paroi 70. Par exemple, il pourra s'agir de moyens pyrotechniques. Par exemple, ces moyens pyrotechniques peuvent, similairement à ceux pouvant être employés pour l'ouverture de la trappe 66, consister en une charge explosive ou éventuellement des pastilles d'acide de sodium ou d'une autre matière génératrice de gaz.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les moyens de projection 58 sont configurés pour orienter les projectiles libres selon une direction D tangentielle au premier étage d'aube, cette direction formant un angle d'au plus 90° avec l'axe de rotation de la turbine 44. Tout moyen connu de l'état de la technique, comme une rampe de guidage des projectiles 60 dans le logement 62 peut convenir à la mise en œuvre de cette caractéristique.
Dans un troisième mode de réalisation de l'invention (non représenté), l'au moins un projectile peut comporter une partie de paroi du carter 54. Par exemple, les moyens de projection 58 peuvent prévoir des moyens pyrotechniques permettant, directement ou indirectement, l'éjection d'une partie de la paroi du carter 54 dans la veine. Il est ainsi possible de prévoir qu'une partie de la paroi du carter 54 comporte des zones d'amorce de rupture avec le reste du carter 54, ces zones d'amorce de rupture étant configurées pour se rompre en réponse à une sollicitation pyrotechnique de cette partie du carter 54. Ce troisième mode de réalisation peut être envisagé seul ou en combinaison de l'un ou l'autre des premier et deuxième modes de réalisation de l'invention. Par exemple, il est possible de prévoir que, dans le premier mode de réalisation de l'invention, les moyens de projection 58 permettent l'éjection de la trappe 66 à l'intérieur de la veine 22. En variante, il est possible de prévoir que, dans le deuxième mode de réalisation de l'invention, les projectiles 60, lorsqu'ils sont propulsés hors du logement 62, emportent avec eux une partie de la paroi 70 prévue pour se séparer du carter 54.
II sera compris, dans tous les modes de réalisation de l'invention, que chaque projectile 60 présente des caractéristiques de masse, dimension, dureté, et forme, aptes à permettre une libération d'énergie lors de son impact avec les aubes des étages 44a, 44b, 44c, qui est suffisante pour provoquer le bris des aubes. Par exemple, il est possible de concevoir des projectiles 60 comportant des formes particulières sphériques ou au contraire anguleuses, aptes à favoriser le bris des aubes des étages 44a, 44b, 44c.
Dans ces configurations, le dispositif de limitation de survitesse de l'arbre de turbine 1 6 comporte au moins une première étape de surveillance de la vitesse de l'arbre 1 6 de la turbine 44. Puis, le cas échéant, le procédé comporte une deuxième étape de détection de survitesse de la turbine 44, si la vitesse de la turbine 44 dépasse un seuil de survitesse déterminé.
La première étape de surveillance de la vitesse de la turbine 44 peut également consister en une étape de comparaison de la vitesse de l'arbre 18 de la soufflante 12 à celle de l'arbre BP 1 6, en prenant en compte le rapport de réduction du réducteur 20. Ainsi, une survitesse peut être considéré comme détectée au cours de la deuxième étape si un écart de vitesse est détecté au cours de la première étape entre la turbine BP 44 et la soufflante 12 compte tenu rapport de réduction du réducteur. Puis en réponse au déclenchement de cette étape de détection, le procédé comporte une troisième étape de projection, au cours de laquelle les moyens de projection 58 provoquent la libération et/ou la projection des projectiles libres 60 dans la veine 22. Les projectiles libres 60 provoquent le bris des aubes de l'étage 44a et les projectiles 60 accompagnés des débris d'aubes provoquent la destruction de tous les étages 44b, 44c situés en aval, jusqu'à destruction totale des aubes de la turbine BP 44.
Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un type particulier de turbomachine, il sera compris qu'elle pourrait s'appliquer à tout autre type de turbomachine.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Dispositif de limitation de survitesse d'un arbre (1 6) de turbine (44) d'une turbomachine (10), comprenant des moyens de destruction des aubes mobiles d'au moins un étage (44a) de la turbine, lesdits moyens de destruction (56) comprenant des moyens de projection (58) d'au moins un projectile (60) sur le trajet des aubes mobiles dudit étage (44a), ces moyens de projection (58) étant montés sur un carter (54) de la turbomachine (10) et commandés par des moyens de détection d'une survitesse de rotation de la turbine (44a), caractérisé en ce que les moyens de projection (58) sont montés sur ledit carter (54) en amont d'au moins un étage (44a) de la turbine (44) et sont configurés pour libérer ledit au moins un projectile (60) et pour le projeter de manière libre sur les aubes dudit étage (44a) afin de provoquer la destruction dudit étage (44a).
2. Dispositif selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les moyens de projection (58) sont montés en amont d'au moins deux étages (44a, 44b) de la turbine (44) pour que ledit au moins un projectile (60) et les débris d'aubes d'au moins un étage amont (44a) provoquent la destruction d'au moins un étage aval (44b).
3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les moyens de projection (58) comportent un logement (62) d'un carter (54) de la turbomachine qui délimite un tronçon de la veine (22) de circulation de gaz traversant la turbine (44), ledit logement (62) étant en outre étanche par rapport au reste de la turbomachine (10), les moyens de projection (58) étant configurés pour libérer et/ou projeter ledit au moins un projectile libre (60) dans la veine (22) à partir dudit logement (62).
4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que le logement (62) débouche dans la veine (22) par l'intermédiaire d'une ouverture (64) et en ce que les moyens de projection (58) comportent une trappe commandée (66) obturant l'ouverture (64) du logement (62), ladite trappe (66) étant mobile entre une position de fermeture étanche dans laquelle elle maintient ledit au moins un projectile (66) dans le logement (62), et une position d'ouverture en réponse à la détection d'une survitesse de la turbine (44), dans laquelle elle permet la libération dudit au moins un projectile (60) afin de permettre son entraînement dans la veine (22).
5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens de projection (58) comportent un moyen pyrotechnique, électrique ou hydraulique d'ouverture de la trappe (66).
6. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le logement (62) est accolé à une partie (70) de paroi du carter (54) et ne débouche pas dans la veine (22), et en ce que ladite partie (70) de paroi est configurée pour être traversée par ledit au moins un projectile (60) dès lors qu'il est propulsé contre ladite partie de paroi (70) à une vitesse déterminée.
7. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les moyens de projection (58) comportent des moyens de propulsion dudit au moins un projectile (60) hors du logement (62).
8. Dispositif selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'au moins un projectile (60) comporte une partie de paroi du carter (54).
9. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que ledit carter (54) est un carter inter-turbines interposé entre deux carters consécutifs (46, 48) de turbines haute-pression, basse pression et/ou intermédiaire de ladite turbomachine (10), et agencé en amont de tous les étages (44a, 44b, 44c) de la turbine basse pression (44) de la turbomachine (10).
10. Procédé de commande d'un dispositif de limitation de survitesse d'un arbre de turbine (1 6) d'une turbomachine (10) selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte au moins :
- une première étape de surveillance de la vitesse de la turbine (44) de la turbomachine (10), - une deuxième étape de détection de survitesse de la turbine (44) intervenant si la vitesse de ladite turbine (44) dépasse un seuil de survitesse déterminé, et
- une troisième étape de projection, intervenant en réponse à la deuxième étape de détection, au cours de laquelle les moyens de projection (58) provoquent la libération et/ou la projection d'au moins un projectile libre (60) dans une veine (22) de circulation de gaz traversant la turbine (44) et délimitée par un carter (54) de la turbomachine (10).
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